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주위 기체밀도와 분사속도에 따른 충돌제트의 미립화 특성
임병직(Byoungjik Lim),정기훈(Kihoon Jung),길태옥(Taeock Khil),윤영빈(Youngbin Yoon) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.6
본 논문에서는 액체로켓 엔진에 많이 사용된 충돌형 분사기의 미립화 특성에 대해 연구하였다. 분사속도와 주위 기체압력은 분열과 미립화 과정에 결정적인 영향을 주는 변수로서 3㎧~30㎧, 0.1㎫-4.0㎫로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 전체적으로 분사속도와 기체압력의 증가에 따라 측정된 분열길이, 분열파장, 액적크기 등이 감소하였다. 하지만 그 감소율은 이론에서 예측된 것과는 다른 값을 나타내었다. On this paper, study is concentrated on the breakup and atomization characteristics of spray formed by impinging jet injectors(like-doublet) used in liquid rocket engine (LRE). On the process of breakup and atomization, injection velocity and ambient gas pressure are the main parameters, so that these are used as variables that specify the experimental condition. Injection velocity varied from 3㎧ to 30㎧ and ambient gas pressure changed from 0.1㎫ to 4.0㎫ with nitrogen gas. As results, measured physical quantities decreased with increasing injection velocity and ambient gas pressure. But the decreasing ratios are different from those of the theory.
로켓엔진 연소기 내열 세라믹 코팅의 내구성 검증 및 열전달 특성 파악을 위한 연소시험
임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jonggyu Kim),조미옥(Miok Joh),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
로켓엔진 연소기에 적용된 내열 세라믹 코팅에 대해 연소기 작동 조건에서 연소시험을 수행하고 내구성을 검증하였다. 연소시험을 통해 6종의 코팅에서 2종에 대한 내구성이 확인되었으며, 연소시험에서 계측된 재생냉각 연료 온도와 해석 결과를 비교하여 열전달 특성의 예측 가능성을 확인하였다. Durability of thermal barrier ceramic coating used in a thrust chamber of liquid rocket engine was verified by hot firing tests in the operating condition of a thrust chamber. Durability of two types of coating out of six different types was validated by hot firing tests, and predictability of heat transfer characteristics was validated by comparing measured kerosene temperature in regeneratively cooled channel with a analytic results.
임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jonggyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),김문기(Munki Kim),안규복(Kyubok Ahn),강동혁(Donghyuk Kang),서성현(Seonghyeon Seo),한영민(Yeong-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
75톤급 액체로켓엔진의 성공적인 개발을 위해서는 각 구성품에 대한 다수의 시험이 수행되어야 하며 이러한 상황은 연소기에서도 동일하다. 하지만 한국항공우주연구원에서 운용 중인 시험설비는 75톤급 연소기를 정상 추력으로 수행하기에는 부족하다. 연소기 개발 시험에 접어들기 이전에 시험설비는 준비가 되어야 하기 때문에 시험설비의 구축이 급박하다. 본 논문에서는 이와 같은 긴급한 필요성으로 수행한 75톤급 액체로켓엔진 연소기 시험설비의 기본설계 내용을 기술한다. For the successful development of 75 tonf class liquid rocket engine, a plenty of tests on each engine component has to be performed and this is equally true for a combustor. However the test facility which is in operation at Korea Aerospace Research Institute lacks its capacity to perform fire tests of a 75 tonf class combustor at its nominal thrust. Since the test facility has to be ready prior to the start of development tests, it is very urgent to establish the test facility. The preliminary design of a test facility for a 75 tonf class combustor which was performed according to the urgent necessity is described in the paper.